Tema 4 Departamento de Ingeniería Aeroespacial Y Mecánica de Fluidos
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In r i n– D n m ? Polar del Avión. Fuerzas y Coeficientes Aerodinámicos. cu o e os coe c en es e a po ar. .
Bibliografía.
Intr In trod oduc ucci ción ón – ¿D ¿Dón ónde de es esta tamo mos? s?
Se han presentado metodologías para:
Definir del dimensionado inicial:
Rubber engine sizing. Fixed Engine sizing.
e ecc n e y a en eren es segmen os e vue o generan o un “boceto” conceptual conceptual del avión. avión. Dimensionado de derivas mediante estimación muy burda: Tail volume coefficient.
“ ” las características aerodinámicas, de pesos, y características propulsivas. Una vez que el boceto/diseño inicial se ha establecido se pueden estudiar las
Para ello necesitamos unas pautas
Estudios comparativos para determinar la mejor combinación de T/W y W/S y alar amiento AR ara ara cum cum lir lir los los re uisi uisito toss de actu actuac acio ione ness de de los los dife difere rent ntes es segmentos con mínimo peso y coste. Estudio de la estabilidad para mejorar los diseños iniciales de las derivas (horizontal y vertical). eces amos erram en as m s prec sas para e erm nar va ores que as a
ahora nos hemos basado en estimaciones burdas para refinar el diseño:
Herramientas Aerodinámicas:
Polar del avión - I
La polar del avión (relación L/D) es muy importante para estimar correctamente las actuaciones y comprobar que se cumplen las especificaciones iniciales del RFP. La polar depende de la variación:
Mach Número de Reynolds Configuración del avión: no hay una sola polar sino varias según el segmento en el que se encuentre el avión.
. , Conf limpia: subida, crucero
La construcción de la polar se construye contabilizando las distintas partes por se arado sumándolas lue o con factores de corrección.
Polar del avión - II
Cada segmento de vuelo define unas características de polar diferentes en unc n e a re ac n a as que se vuela. En crucero se suele aproximar con una olar arabólica de coeficientes constantes:
Alas sin curvatura
Mínima resistencia =0 CDo = CDmin
Alas con curvatura
Mínima resistencia 0 CDo ≠ CDmin
n a mayor a e os ex os se asume que la sustentación procede únicamente del ala, lo que se conoce como polar no equilibrada, ya que tanto las derivas como e use a e n uyen en a sus en ac n
Polar del avión - III
Aproximación de los coeficientes en
Polar del avión - IV
Para aviones con perfiles de velocidad por debajo M<0.7 se observa que los Para aviones con regímenes de vuelo M<0.7, el aumento de valor de los coeficientes es exponencial:
Cavcar A. and Cavcar M., “Approximate solutions of range for constant altitude – constant high subsonic speed flight of transport aircraft”
Métodos más elaborados:
Roskam, “Methods for estimating drag polar for subsonic airplanes”, (1973)
Polar del avión - V
Aproximación de los coeficientes en función del Mach de divergencia M DD
Cálculo de los coeficientes de la olar
La mayoría de los métodos se refieren a geometrías mas o menos clásicas:
Metodología rápida:
Alas con flecha inferiores a 40 ̊ Alargamientos mayores a 4.
estimación gráfica del C Do y de la eficiencia aerodinámica e (Oswald efficiency) para polares parabólicas
eficiencia aerodinámica es necesario el considerar las contribuciones de la estela de torbellinos de los erfiles a variación de la pendiente de la curva de empuje (lift curve slope ) como veremos más adelante. am n ay que cons erar os e ectos de compresibilidad, principalmente en el ala:
del ala en función de M y C L.
Coeficiente de Sustentación - C
La sustentación, y por consiguiente el coeficiente de sustentación es
siendo el valor teórico para toda ala con alargamiento = 2 Dicha pendiente tiene que ser corregida para el alargamiento de cada ala por lo que deja de ser el teórico 2 . Métodos analíticos para determinar C L en función de:
Alargamiento. Área expuesta del ala.
Factor de sustentación del fuselaje. Flecha. Eficiencia aerodinámica del perfil.
Método diferentes para subsónico y supersónico
,
C
ara alas en 3D - I
C
ara alas en 3D - II
CL se necesita en el diseño conceptual del avión en tres e apas pr mor a es: 1.
Correcta selección del ángulo de incidencia de las alas.
En aviones de transporte es primordial que durante crucero el suelo es e n ve a o. El ángulo de incidencia influye en el ángulo de ataque del fuselaje durante despegue y aterrizaje.
2. 3.
Método para obtener la resistencia debido a la sustentación para aviones con requisitos elevados en las actuaciones. Análisis más detallado de la estabilidad longitudinal del avión:
Balance pares y momentos
C disminu e con alar amiento.
Envergadura del fuselaje detrás del ala.
Al disminuir el alargamiento, la habilidad del aire para escapar por las alas previene la entrada en perdida incluso a ángulos de ataque elevados.
CL disminuye con el aumento de flecha, y los efectos son similares. Perfiles actuales tiene un 90-100% eficiencia aerodinámica del perfil () Influencia con el Mach Alargamiento del ala al incluir winglets y endplates .
Estimación C h es la altura del “endplate”
- subsónica
Flecha del ala en la zona del ala Con máxima cuerda Sexposed es el área que ve el flujo
Factor de sustentación del fuselaje d – diámetro del fuselaje Eficiencia aerodinámica del perfil
Win lets - I
Superficies al final de las alas diseñadas para mejorar la eficiencia de las alas fijas.
Reducción de la resistencia hasta un 20%
También tienen una componente estética Su principal objetivo es modificar la estela del ala de manera que resulte beneficiosa. ,
Aumentan el alargamiento efectivo de un ala con menos área alar:
El aumentar la envergadura reduce la resistencia inducida pero aumenta la resistencia El uso de winglets aumenta la sustentación generada en las puntas, reduce la resistencia inducida en puntas causadas por los vórtices:
Mejora el L/D
Win lets – Desi n - I
Aspectos a tener en cuenta a la hora de decidir la geometría de los winglets:
Perfil Distribución de cuerda Altura Torsión ec a Toe Angle
Win lets – Desi n - II
Perfil (airfoil)
Tiene que generar suficiente sustentación mientras mantiene un resistencia reducida No puede entrar en pérdida antes que el ala a vuelos a baja velocidad. La eometría final viene dictada or las características aerodinámicas del erfil seleccionado. Número de Reynolds bajo (1E5 a 1E6) definido por cuerdas estrechas
–
Demasiado pequeños el perfil necesitará un coeficiente de sustentación elevado Demasiado elevado
Carga alar del winglet elevada y puede causar que la sección exterior del ala entre en pérdida de forma prematura
Una distribución de cuerdas que favorece una distribución elíptica ayuda a distribuir la carga alar para un mayor número de regimenes de vuelo =
eg b/20, b/10 Taper => 0.3
Win lets – Desi n - III
Altura (height)
Determinada por la relación óptima entre la resistencia inducida y resistencia parasitaria. Tanto la torsión como flecha tiene similares efectos en el winglet y para decidir cual es la configuración más adecuada hay que tener en cuenta la carga alar para cada .
Toe Angle - El ángulo de montado en la base controla:
La distribución alar del winglet. Efectos de la distribución de la carga alar en el ala principal. Cada ángulo sólo es optimo para una condición de vuelo por lo que hay que llegar a un com romiso
Win lets - II
Win lets – Resultados - I
Reducciones de hasta el 20% Winglets son sólo necesarios para aquellas configuraciones en las que . Muy recomendada para configuraciones canard Caso tipo: Boeing BBJ
Consumo combustible reducción 4% Alcance incrementeado 200 nm (BBJ) . Reducción del 4% en emisiones NOX (vuelo de 2,000-nmi).
Winglets – Resultados - II Small Version 11% drag reduction (7% when compared to an extended wing)
8% drag reduction (4% when compared to an extended wing)
Winglets – Resultados - III Large Version 22% drag reduction extended wing)
12% drag reduction (4% when compared to an ex en e w ng
Win lets
-
B 737-800 blended winglet
w ng e
MD-11 Extended winglet
B 747-400 tip plus winglet Raked Wings
Reducción Resistencia Inducida
Raked tips: reducción 5.5 % KC-135 winglet: reducción 4.5 % Blended winglet: reducción 4 % . MD-11 extended winglet: reducción 3.5%
Raked Win ti s Extended Blended ?
Raked wingtips are a feature on some Boeing airliners,
,
than the rest of the wing. The stated purpose of this additional feature is to improve fuel efficiency, climb performance and to shorten takeoff e eng . It does this in much the same way that winglets do, by increasing the effective aspect ratio of the wing and interru tin harmful win ti vortices. This decreases the amount of lift-induced drag experienced by the aircraft. In testing by Boeing and NASA, raked wingtips have been shown to reduce drag by as much as . , . . conventional winglets.[11] An increase in wingspan is generally more effective than a winglet of the same length, but may present difficulties in groun an ng.
Otras influencias del C
Hay que considerar otros aspectos de la generación de sustentación
Efectos no lineales de la sustentación
, , escapa alrededor del borde de entrad de la flecha o en las puntas generando vórtices bastante fuertes que crean sustentación adicional ue varía ro orcionalmente con el cuadrado del ángulo de ataque. Muy difícil de estimar.
Máxima sustentación confi uración lim ia
Solo valida para configuraciones moderadas de alargamiento
Corrección para alargamiento bajo y elevado
Máxima sustentación con superficies hipersustentadoras
Incremento e sustentaci n.
Cálculo del C
-I
El CLmax determinará por lo general el área del ala.
s o a su vez en r una gran n uenc a en a res s enc a e segmen o e crucero. Lo que a su vez tendrá una gran influencia en el peso de despegue necesario para poder completar la misión de diseño.
determinación del peso del avión, pero paradójicamente: La estimación del CLmax es uno de los métodos menos fiables de todos los que se emplean en . Ni siquiera ensayos en túneles de viento pueden predecir de forma precisa las características de los valores de coeficiente de sustentación máximo.
estrechamiento relativamente bajo, y un borde de ataque relativamente afilado tendrá un aumento en la sustentación debido a la generación de vórtices en el borde de entrada.
Su erficies Hi ersustentadoras HLD - I
Siempre hay incompatibilidades en el diseño de las alas cuando se consideran todos los
Idealmente durante crucero la curvatura del ala tendría que ser lo más pequeña posible para poder operar a una carga alar ( W/S) elevada. Mientras que para despegue y aterrizajes ala tiene que generar mucha sustentación lo que implica e eva as curva uras.
Para llegar a un compromiso entre los diferentes segmentos se utilizan superficies hipersustentadoras que aumentan la cuerda efectiva. .
Su erficies Hi ersustentadoras - II
Superficies hipersustentadoras:
Prevenir ue el avión alcance valores no ace tables de velocidad durante despegue, acercamiento y aterrizaje.
¿Como funcionan? – Aunque no todas al mismo tiempo
Aumentan la curvatura del perfil.
presiones, re-energizando o eliminado las capas límite de baja energía. Aumento efectivo del área total del ala: .
Aleta hipersustentadora – Flaps & Slats
Flaps de borde de salida - Flaps :
Aumentan la curvatura y mejoran el flujo en el borde de salida. en en a promover en ra a en per a e or e e a aque
Flaps de borde de entrada - Slats :
Posponen o eliminan la entrada en perdida del borde de ataque. No aporta beneficio a la curvatura.
Su erficies Hi ersustentadoras – II - cont
TE HLD Complejos
Su erficies Hi ersustentadoras - III
Efectos HLD
Su erficies Hi ersustentadoras - IV
Efectos HLD
Su erficies Hi ersustentadoras - V
Su erficies Hi ersustentadoras - VI
Efectos HLD
Su erficies Hi ersustentadoras - VII
Efectos HLD
Su erficies Hi ersustentadoras - VIII
Efectos HLD
Su erficies Hi ersustentadoras - IX
Efectos HLD
Su erficies Hi ersustentadoras - X
Efectos HLD
Su erficies Hi ersustentadoras - XI
Efectos HLD
Cálculo C
-I
En una primera iteración se pueden emplear métodos empíricos : . Después corregir para diferentes superficies hipersustentadoras. Necesario determinar 0L, Clmax y STALL a partir de:
Primer paso es obtener 0L, Clmax y STALL del perfil:
Datos experimentales
NACA Report 824 - Summary of airfoil data. eory o ng ec ons, y o .
Datos empíricos
Una vez calculado para el perfil básico extender para HLD
.
Cálculo C
- Datos Experimentales - I
NACA Report 824 - Summary of airfoil data
Cálculo C
- Datos Experimentales - II
NACA Report 824 - Summary of airfoil data
E em lo de Base de Datos
http://www.ae.uiuc.edu/m-selig/ads.html
Michael Selig University of Illinois at Urbana-Champaign, Urbana, Illinois 61801
Software y bases de datos sobre información de perfiles.
http://www.ae.uiuc.edu/m-selig/ads/aircraft.html
David Lednicer na y ca e o s, nc. 2133 152nd Ave NE Redmond, WA 98052 dave amiwest.com
E em lo de Pro rama
Ejemplo: .
Propiedades SNACK
The pressure distribution is obtained using a proprietary panel method .
Implement the panel method via the linearly varying strength vortex across each panel. After enforcing the boundary conditions of tangential velocity and the trailing edge Kutta condition, the final velocity distribution (and therefore the Cp distribution) is obtained by . The boundary layer calculations are based on integral method theory. Integral methods involve backing out the boundary layer shape from the given pressure distribution. e am nar ow port on is ase on t e approximation met o eve ope y von Karman & Pohlhauson. The turbulent flow is modeled on methods similar to that of the laminar flow; the approximation method attributed to Buri. he drag coefficient is obtained using the Squire-Young method based on momentum boundary layer thickness.
Cálculo C
– Métodos Em íricos - I
Una vez elegidos 0L, Clmax y STALL del perfil se requiere elegir:
Plain Single-slotted flap Fowler flap Split flap
- -
Deflexión del flap: f
f
Cálculo C
– Métodos Em íricos - II
Section Lift Coefficient
Configuración del Flap de Borde de Salida (TE): Plain TE Flap
Cálculo del cambio en 0L para una deflexión de flap
Plain TE Fla - I
Section Lift Coefficient
Plain TE Fla - II
Section Lift Coefficient
Cálculo C
– Métodos Em íricos - III
Section Lift Coefficient -
Sin le-Slotted TE Fla Section - ILift Coefficient
Cálculo C
Section Lift Coefficient Configuración del Flap de Borde de Salida (TE): Fowler Flap
– Métodos Em íricos - IV
Mismo método ue ara sin le-slotted fla
Configuración del Flap de Borde de Salida (TE): Split Flap
S lit TE Fla - I
Section Lift Coefficient
Cálculo C
– Métodos Em íricos - V
Section Lift Coefficient
El uso de TE flaps empeora la separación, por lo que disminuye: STALL
Cálculo C
- II
Section Lift Coefficient
Construir la curva CL vs. utilizando:
uso e aps empeora a separac n, por o que STALL 0L y STALL por lo que se puede determinar Clmax
sm nuye
Cálculo C
- III
Para determinar CLmax se distingue entre :
Wing Lift Coefficient
Depende del perfil seleccionado
as con a o a argam en o
Depende de la forma del ala
LE
= leading edge sweep
Cálculo C
– Hi h As ect Ratio - I
Obtener CLmax y STALL para el ala básica
Wing Lift Coefficient
Ángulo de ataque para sustentación nula
Airfoil maximum lift coefficient at M=0.2
Cálculo C
– Hi h As ect Ratio - I
Wing Lift Coefficient
Obtener CLmax y STALL para el ala básica
= .
Cálculo C
– Hi h As ect Ratio - I
Wing Lift Coefficient
Obtener CLmax y STALL para el ala básica
gua e mpor an e es e ngu o a que se o ene a m x ma sus en ac n:
Los dos primeros términos representan el ángulo de ataque si la pendiente de la curva tuviera propiedades lineales hasta llegar a la zona de entrada en pérdida
Unflapped section maximum Lift coefficient
Propiedades lineales del perfil
Corrección de los efectos no Lineales del flujo de vórtices
Ángulo de ataque para sustentación nula
Cálculo C
– Hi h As ect Ratio - II
Wing Lift Coefficient
Airfoil maximum lift coefficient at M=0.2
Leading Edge Sharpness parameter:y
Cálculo C
– Hi h As ect Ratio - III
Wing Lift Coefficient
Lineales del flujo de vórtices
Leading Edge Sharpness parameter:y
Leadin Ed e Shar ness arameter :
Wing Lift Coefficient
Cálculo C
– Hi h As ect Ratio - IV
Wing Lift Coefficient
Cálculo C
– Low As ect Ratio - I
Obtener CLmax y STALL para el ala básica
Wing Lift Coefficient
Cálculo C
– Low As ect Ratio - I
Wing Lift Coefficient
Cálculo C
– Low As ect Ratio - II
Wing Lift Coefficient
Cálculo C
– Low As ect Ratio - III
Wing Lift Coefficient
Cálculo C
– Low As ect Ratio - IV
Wing Lift Coefficient
Cálculo C
- IV
Wing Lift Coefficient with TE HLD
Construir la curva CL vs. para el ala finita teniendo en cuenta eometría:
Superficie con flap Corrección por flecha
Cálculo C
-V
Wing Lift Coefficient with TE HLD
Cálculo C
- VI
Wing Lift Coefficient with TE HLD
Cálculo C
- VII Wing Lift Coefficient with TE HLD
Cálculo C
- VIII
Incremento de la sustentación Ángulo de la linea de rotación de la superficie hipersustentadora (High Lift Device)
Coeficiente de Resistencia - C - I
La resistencia esta compuesta por:
Fricción de placa plana Profile (CDp) Aspereza Protuberancias Interferencias
Tren de aterrizaje. Góndolas Protuberancias.
Efectos 3-D Efectos de com resibilidad Inducido (CL2 /( ARe))
C
Las dos componentes mas importantes de la resistencia aerodinámica son la fricción y la inducida. utilizando tan solo estimaciones para la resistencia de fricción y la inducida.
Coeficiente de Resistencia - C - II
Hipótesis simplificada:
Polar parabólica de coeficientes constantes.
Cada se mento de vuelo define unas características de olar diferentes en función de la relación L/D a las que se vuela. En crucero se suele aproximar con una polar parabólica de coeficientes constantes:
Alas sin curvatura
n ma res s enc a = CDo = CDmin
Alas con curvatura
Mínima resistencia 0 CDo ≠ CDmin
En la mayoría de los textos se asume que la sustentación procede únicamente del ala, lo ue se conoce como olar no e uilibrada a ue tanto las derivas como el fusela e influyen en la sustentación
Coeficiente de Resistencia - C - III
La eficiencia aerodinámica o “Oswald Efficiency”, lo que hace es reducir efectivamente el
Oswald Efficienc - e
en en e e a sustentación
Aspect Ratio
a1=
estrechamiento
Flecha del borde de ataque
Estimación C – I
La resistencia de fricción ( parasite drag ) se conoce como la resistencia en la que la . Para alas sin curvatura, equivale al valor mínimo de la resistencia Vamos a presentar dos métodos para estimar la resistencia parasitaria (C Do):
Equivalent Skin-Friction Method. Component Buildup Method.
Equivalent Skin-Friction Method
Esta basado en el principio que un avión correctamente diseñado en crucero subsónico tendrá solo resistencia parasitaria:
asociada a la fricción de la superficie. una pequeña componente de resistencia debida a la presi n de separaci n.
Este lleva al concepto de un coeficiente de fricción equivalente (Cfe) que incluye ambos componentes (fricción de superficie + resistencia debida a la separación)
Estimación C – II
El Component Buildup Method estima la resistencia parasitaria subsónica de
Coeficiente de resistencia de fricción de la placa plana ( Cfc) Componente “form factor” ( FF) que estima la resistencia de presión debido a la separaci n viscosa. Se incluye un factor de interferencia “ Q” que tiene en cuenta los efectos de cómo los diferentes elementos del avión interfieren entre ellos cuando está unidos. CDmisc se refiere a la resistencia parasitaria asociada a flaps, trenes de aterrizaje, porciones del fuselaje que con flecha hacia arriba. C se refiere a Leake es erdidas aerodinámicas Protuberances (protuberancias) Form Factor
Factor de interferencia Miscelaneos
Coeficiente de fricción
Estimación C – III
El coeficiente de resistencia (C ) de fricción de placa plana depende de:
Puede ser turbulento o laminar todo y que la mayoría de los aviones tiene flujo superficie mojada Típicamente un avión correctamente
Número de Reynolds. Mach. Aspereza de la superficie
flujo laminar de un 10-20% sobre las alas y las derivas (vertical y horizontal) Flu o turbulento en el 100% del fusela e
Aviones modernos diseñados con compuestos pueden tener:
flujo laminar de un 50% sobre las alas y las derivas (vertical y horizontal) Flujo laminar 20-35% del fuselaje.
Estimación C – IV
El Flat Plate skin friction coefficient:
Laminar
Turbulento
Característica de la superficie afectan al número de Reynolds. Es necesario calcular R cutoff para superficies que no sean suaves:
l es en feet
El mas bajo de los dos números de Reynolds deberá ser empleado para el cálculo del Cf turbulento.
uan o se o t enen os f para am nar y tur u ento se tiene que hacer una media ponderada en función de los porcentajes de flujo laminar que se cree que se obtendrán f
f, lam
f, turb
Estimación C – V
Form Factor (FF)
Ubicación del máximo respecto a la cuerda
ec a en e m x mo espesor
l = longitud característica d = diámetro Amax = max cross sectional area
Correcciones:
Una deriva horizontal con una línea de bisela tiene un 10% adicional FF debido al espacio que produce la línea de bisela. n use a e rec angu ar ene ncremen o e en re un en e .
Estimación C – VI
El factor de interferencia (Q) sirve para calcular la resistencia parasitaria debida a la mutua interferencia entre los diferentes componentes .
Alas:
Si la góndola esta separada a menos de 1 diámetro de la góndola ~ Q =1.3 Si la góndola esta separada mas de 1 diámetro de la góndola ~ Q =1.0 Ala con misiles en las puntas Q=1.25 , , Alas con esquinas Q=1.1 ~1.4
Fuselaje 1.00 para la mayoria de casos Colas
Q=1.03 para colas en V. . . Q=1.04-1.05 para colas convencionales.
.
Estimación C – VII
Resistencias Miscelaneas:
Corrección ara fusela es con u swee Drag-Area
x ma secc n e rea Del fuselaje
Dividido por Sref
Tren de aterrizaje
Para tener en cuenta interferencias mutuas entre los diferentes
Estimación C – VIII
Resistencia Leakage and protuberances
Antenas, puertas, bordes, carenado de superficies de control, defectos de construcción… “ ” los orificios y espacios en las zonas de alta presión y “exhalar” aire en las zonas de baja presión. Muy difícil de estimar y se suele aproximar con:
Incremento del 2-5% de la resistencia parasitaria en aviones jet y bombarderos. Incremento del 5-10% de la resistencia parasitaria para aviones de combate.
%C
Estimación C – IX
Drag to Flap deflection
Resistencia Flaps
La resistencia asociada a los flaps afecta tanto a la resistencia parásita como a la inducida.
Estimación C – X
Drag to Flap deflection
Estimación C – XI
Estimación C – XII
Estimación C – XIII
Eficiencia Aerodinámica - I
¿¿¿¿CL ???? opt
Eficiencia Aerodinámica - II
Reducción de la Resistencia
Las dos componentes más importantes de la resistencia son la fricción y la inducida, por ello es muy importante el esfuerzo que se hace para disminuirlas. Control del flujo laminar:
Efecto en las actuaciones
Aletas de borde marginal (LEX – leading edge extensión): Re ucen a resistencia in uci a, o que aumenta la eficiencia aerodinámica y un momento flector
